JP2664992B2 - Satellite separation device - Google Patents
Satellite separation deviceInfo
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- JP2664992B2 JP2664992B2 JP1144095A JP14409589A JP2664992B2 JP 2664992 B2 JP2664992 B2 JP 2664992B2 JP 1144095 A JP1144095 A JP 1144095A JP 14409589 A JP14409589 A JP 14409589A JP 2664992 B2 JP2664992 B2 JP 2664992B2
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- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、発射直後の人工衛星ロケットにおける結合
ボルト／分離ナットによるポイント接合方式の衛星とロ
ケットの分離時に、衛星に発生する姿勢誤差を防止する
衛星分離装置に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Industrial Application Field] The present invention prevents an attitude error occurring in a satellite when a rocket is separated from a rocket by a point joint system using a connecting bolt / separation nut in a satellite rocket immediately after launch. To a satellite separating device.
精確な軌道を辿ることを求められる人工衛星（以下、
衛星という）では、初期のロケット飛しょうを終えて衛
星とロケットを分離する際、衛星側に姿勢誤差（含レー
ト）を与えないことを要求される。Satellites that are required to follow an accurate orbit (hereinafter,
Satellite)), when separating the satellite and the rocket after the initial rocket flight, it is required not to give the satellite an attitude error (including the rate).
従来、ロケットと衛星とは、結合ボルト／分離ナット
と呼ぶ方式で結合されており、分離の際は分離装置の火
工品に自動点火して分離していた。Conventionally, a rocket and a satellite are connected by a method called a connection bolt / separation nut, and at the time of separation, a pyrotechnic of a separation device is automatically ignited and separated.
上記従来の衛星分離装置には解決すべき次の課題があ
った。即ち、衛星とロケットとの分離時、どうしても姿
勢誤差の生じるのを避けられなかったが、その原因は主
として次の３点にあるものと考えられている。The above conventional satellite separation device has the following problems to be solved. That is, when the satellite and the rocket were separated from each other, it was inevitable that an attitude error would occur. However, it is considered that the causes were mainly at the following three points.
（１） 初期姿勢レート（リミットサイクル）が変動す
る。(1) The initial attitude rate (limit cycle) fluctuates.
（２） 分離装置の火工品の作動インパルスの影響を強
く受ける。(2) It is strongly affected by the operation impulse of the pyrotechnic of the separation device.
（３） 複数個所における分離装置の作動遅れによるバ
ラツキの影響を受ける。(3) Variations due to delays in the operation of the separation device at multiple locations.
本発明は上記課題の解決手段として、人工衛星ロケッ
トの衛星とロケットの分離面近傍のロケット側外周に取
付けられたブラケットと、同ブラケットにロケットの機
軸とほぼ垂直なピン軸でシーソー状に回動可能に枢支さ
れ上記分離面に近い方の端部の上記機軸より見て外側が
上記機軸とほぼ垂直な座面を有し他端側の上記機軸より
見て外側にケーブルの係合部分を有するフック体と、同
フック体よりは上記分離面に近い位置で上記ブラケット
に上記ピン軸とほぼ平行なピン軸で回動可能に枢支され
上記フック体の側がフック体の上記座面と係合可能な座
面を有し他端が衛星側に屈曲して衛星をロケットに当接
したまま固定するラッチアームと、同ラッチアームの上
記他端を衛星から常に離反させる向きに働くバネと、上
記フックを上記ラッチアームとの係合から常に解放させ
る向きに働くバネと、上記フックをそのケーブル係止部
分に係合してロケット側に引き付けると共に別手段によ
って任意にその引き付ける力を解放可能に設けられたケ
ーブルとを具備してなることを特徴とする衛星分離装置
を提供しようとするものである。The present invention solves the above-mentioned problem by providing a bracket attached to the outer periphery of the rocket near the separation plane between the satellite and the rocket of the satellite rocket, and rotating the bracket in a seesaw shape with a pin axis substantially perpendicular to the rocket's axis. The end of the cable which is pivotally supported and which is closer to the separating surface has a seating surface which is substantially perpendicular to the machine axis on the outer side as viewed from the machine axis, and has a cable engaging portion provided on the other end side on the outer side with respect to the machine axis. A hook body, and a position closer to the separation surface than the hook body is rotatably supported by the bracket on a pin axis substantially parallel to the pin axis, and the side of the hook body is engaged with the seat surface of the hook body. A latch arm having a mating seat surface and the other end bent toward the satellite side to fix the satellite in contact with the rocket, a spring working in a direction to always keep the other end of the latch arm away from the satellite, Hook the hook A spring that works in a direction to always release the engagement from the arm, and a cable that engages the hook with the cable locking portion and pulls the hook toward the rocket side and that can release the pulling force arbitrarily by another means. It is intended to provide a satellite separation device characterized by comprising:
本発明は上記のように構成されるので次の作用を有す
る。即ち、ラッチアームはその屈曲した他端で衛星をロ
ケットに押圧して固定したまま、フック体側の座面がフ
ック体の座面に係合して拘束されており、フック体はそ
の座面とは反対側のケーブル係止部分がロケット側にケ
ーブルで引き付けられているので全体として衛星はロケ
ットに固定されたままの状態を維持する。The present invention has the following effects because it is configured as described above. That is, while the latch arm presses and fixes the satellite against the rocket at the other end of the bent arm, the seat surface on the hook body engages with the seat surface of the hook body and is restrained. As a whole, the satellite remains fixed to the rocket because the cable locking portion on the opposite side is attracted to the rocket by a cable.
この状態下で従来同様の結合ボルト／分離ナットが分
離作動しても衛星は姿勢誤差を生じない。結合ボルト／
分離ナットの分離作動が完了した後に上記ケーブルを、
たとえば自動切断装置等によって切断、解放すると、フ
ック体はバネによって回動してラッチアームとの係合を
解放し、ラッチアームはバネによって回動してロケット
から衛星を解放する。Under this condition, even if the connecting bolt / separating nut similar to the conventional one is operated to separate, the satellite does not cause an attitude error. Coupling bolt /
After the separation operation of the separation nut is completed,
For example, when the hook body is cut and released by an automatic cutting device or the like, the hook body is rotated by a spring to release the engagement with the latch arm, and the latch arm is rotated by the spring to release the satellite from the rocket.
このようにして衛星は何らの姿勢誤差等を生じること
なくロケットから分離される。In this way, the satellite is separated from the rocket without causing any attitude error or the like.
本発明の一実施例を第１図ないし第３図により説明す
る。One embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
第１図は衛星01とロケット側である衛星分離部本体02
との分離部（と同時に当接部でもある）近傍の図で
（ａ）はその平面図、（ｂ）はその側面図である。結合
ボルト／分離ナット03が周上を４等分した各位置計４個
所に配設されて衛星01と衛星分離部本体02とを結合して
おり、更にその外周側に各々ラッチ装置１が配設され、
後述する、ラッチ装置１のフック３をケーブル10が衛星
分離部本体02側に固縛するような状態で引き付けてい
る。即ち、本実施例の衛星分離装置はラッチ装置１とケ
ーブル10とよりなり、ケーブル10に対しては図示しない
別手段のケーブルカッタがケーブル10を任意時期に切断
するよう最適の構成で衛星分離部本体02に付設されてい
る。Fig. 1 shows the satellite 01 and the satellite separation unit 02 on the rocket side.
(A) is a plan view thereof, and (b) is a side view thereof. Coupling bolts / separation nuts 03 are arranged at four positions in each of the four equally divided parts on the circumference to connect the satellite 01 and the satellite separation part main body 02, and furthermore, the latch devices 1 are arranged on the outer peripheral side thereof. Established
The hook 3 of the latch device 1, which will be described later, is attracted in such a state that the cable 10 is fixed to the satellite separation unit main body 02 side. That is, the satellite separation device of the present embodiment includes the latch device 1 and the cable 10, and the satellite separation unit has an optimal configuration such that a cable cutter (not shown) separates the cable 10 at an arbitrary time. It is attached to the main body 02.
第２図は上記ラッチ装置１の詳細図で、（ａ）はその
平面図、（ｂ）はその側面図である。両図において衛星
01と、ロケット側である衛星分離部本体02との分離面Ａ
の直下の衛星分離部本体02の外周にはブラケット４がス
クリュウ付けされており、ブラケット４には衛星分離部
本体02の機軸とほぼ垂直にピンボルト６が貫通してお
り、同ピンボルト６にはシーソー状に回動可能にフック
３が枢支されている。フック３は分離面Ａに近い方の端
部の外側、即ち衛星分離部本体02の機軸より見て遠い方
の外側が、機軸とほぼ垂直な座面であるフック係合座3a
を有しており、後述のラッチアーム２のラッチ係合座2a
と係合するように構成されている。フック３の他端側は
機軸より見て外側に上記ケーブル10を係止するための窪
みであるケーブル受3bを有していてケーブル10を引掛け
た際、滑らないようになっている。フック３よりは上記
分離面Ａに近い位置にはブラケット４に上記ピンボルト
６とほぼ平行なピンボルト５で回動可能に枢支されたラ
ッチアーム２が設けられており、フック３に近い方の側
がフック３のフック係合座3aと係合可能なラッチ係合座
2aを有していて衛星01と衛星分離部本体02とが分離する
迄は、厳密にはケーブル10が切断される迄は第２図
（ｂ）に図示のようにフック３のフック係合座3aと係合
している。ラッチアーム２の他端は衛星01側に屈曲して
その先端に設けられた調整ボルト2bを介して衛星01を機
軸にほぼ平行に抑え、衛星01をロケット側である衛星分
離部本体02に当接したまま固定している。ラッチアーム
２には図示のようにピンボルト５を軸としたトーション
バネ８の一端が引掛けられ、他端はブラケット４に引掛
けられていてラッチアーム２を矢印T1の向き、即ち、調
整ボルト2bの設けられた端を衛星01から離反させる向き
に常に回動させるように働いている。又、フック３には
ピンボルト６を軸としたトーションバネ９の一端が引掛
けられ、他端はブラケット４に引掛けられていてフック
３を矢印T2の向き、即ち、上記ラッチアーム２のラッチ
係合座2aからフック係合座3aを常に解放させる向きに働
いている。このトーションバネ９の働きはフック３のケ
ーブル受3bに引掛けられたケーブル10の引張力によって
拘束されている。2A and 2B are detailed views of the latch device 1, wherein FIG. 2A is a plan view and FIG. 2B is a side view. Satellites in both figures
Separation surface A between 01 and the satellite separation unit main body 02 on the rocket side
A bracket 4 is screwed to the outer periphery of the satellite separation unit main body 02 immediately below the bracket. A pin bolt 6 penetrates the bracket 4 almost perpendicularly to the axis of the satellite separation unit main body 02. The hook 3 is pivotally supported in a rotatable manner. The hook 3 has a hook engaging seat 3a whose outer surface near the separation surface A, that is, the outer surface farther from the axis of the satellite separation unit main body 02 is a seat surface substantially perpendicular to the axis.
And a latch engagement seat 2a of a latch arm 2 described later.
And is configured to engage with. The other end of the hook 3 has a cable receiver 3b, which is a depression for locking the cable 10 outside the machine axis, so that the cable 3 does not slip when the cable 10 is hooked. At a position closer to the separation surface A than the hook 3, a latch arm 2 pivotally supported by a bracket 4 with a pin bolt 5 substantially parallel to the pin bolt 6 is provided. Latch engagement seat engageable with hook engagement seat 3a of hook 3
2a, until the satellite 01 and the satellite separation unit main body 02 are separated, strictly until the cable 10 is cut off, as shown in FIG. 3a is engaged. The other end of the latch arm 2 is bent toward the satellite 01 and holds the satellite 01 almost parallel to the aircraft axis via an adjustment bolt 2b provided at the tip of the latch arm 2 so that the satellite 01 contacts the satellite separation unit main body 02 on the rocket side. It is fixed in contact. One end of the torsion spring 8 to the pin bolts 5 as shown as the axis for the latch arm 2 is hooked, the other end direction of the arrow T 1 the latching arm 2 have been hooked to the bracket 4, i.e., the adjustment bolt It works so that the end provided with 2b is always rotated in a direction to separate from the satellite 01. Further, the hook 3 hooked one end of the torsion spring 9 around an axis of the pin bolt 6 and the other end faces of the bracket 4 to have hooked hook 3 the arrow T 2, i.e., the latch of the latch arms 2 It works in a direction to always release the hook engagement seat 3a from the engagement seat 2a. The function of the torsion spring 9 is restricted by the tensile force of the cable 10 hooked on the cable receiver 3b of the hook 3.
以上の構成によりフック３はラッチアーム２の回動を
拘束し、ラッチアーム２は調整ボルト2bを介して衛星01
と衛星分離部本体02との分離を拘束している。上記のよ
うに構成されたラッチ装置１は第１図に示すように１本
のケーブル10により衛星分離部本体02の周上４個所で衛
星01とロケット側である衛星分離部本体02とを拘束して
おり、結合ボルト／分離ナット03が作動してもケーブル
10が後述のように切断されない限り、衛星01と衛星分離
部本体02とは相互に固定されたままで分離はしない。With the above configuration, the hook 3 restrains the rotation of the latch arm 2, and the latch arm 2 is connected to the satellite 01 via the adjustment bolt 2b.
And the satellite separation unit main body 02 are restricted from being separated. As shown in FIG. 1, the latch device 1 constructed as described above restrains the satellite 01 and the satellite separation unit main body 02 on the rocket side at four places on the periphery of the satellite separation unit main body 02 by one cable 10 as shown in FIG. Even if the coupling bolt / separation nut 03 operates, the cable
As long as the satellite 10 is not cut as described below, the satellite 01 and the satellite separation unit main body 02 remain fixed to each other and are not separated.
なお、ラッチ装置１で衛星01を固定する場合は第２図
（ｂ）に２点鎖線で示す位置にあるラッチアーム２を図
の実線の位置にトーションバネ８のトルクに抗して起
し、同じく２点鎖線の位置にあるフック３をトーション
バネ９のトルクに抗して反時計回わりに回動させてラッ
チ係合座2aにフック係合座3aを係合させ、ケーブル10で
拘束する。フック３を反時計回わりに回動させラッチ係
合座2aに係合させる際、ラッチ係合座2aにフック係合座
3aが精確な範囲以上には重ならないようブラケット４に
ストッパピン７が設けられていてフック３の余分な反時
計回転をストップするようになっている。ケーブル10の
設置が終ったところで、調整ボルト2bを回わして衛星01
に対するラッチアーム２の拘束力を調整し、４個のラッ
チ装置１が均等に衛星01を抑えるようにする。When the satellite 01 is fixed by the latch device 1, the latch arm 2 at the position shown by the two-dot chain line in FIG. 2 (b) is raised against the torque of the torsion spring 8 at the position shown by the solid line in the drawing. Similarly, the hook 3 at the position indicated by the two-dot chain line is rotated counterclockwise against the torque of the torsion spring 9 so that the hook engaging seat 3a is engaged with the latch engaging seat 2a and is restrained by the cable 10. When the hook 3 is rotated counterclockwise to engage the latch engagement seat 2a, the hook engagement seat is attached to the latch engagement seat 2a.
A stopper pin 7 is provided on the bracket 4 so that 3a does not overlap beyond the precise range, so that the extra counterclockwise rotation of the hook 3 is stopped. When the installation of the cable 10 is completed, turn the adjustment bolt 2b and turn the satellite 01
Is adjusted so that the four latching devices 1 hold down the satellite 01 evenly.
次に上記実施例の作用について説明する。 Next, the operation of the above embodiment will be described.
衛星01と共に発射されたロケットの燃料が消尽すると
用済みとなったロケットは衛星分離部本体02と共に衛星
01から分離される。そのため、先ず、結合ボルト／分離
ナット03の図示しない火工品等が作動して結合ボルトの
結合が解放される。４個所の結合ボルトがすべて解放さ
れた後、今度は図示しないケーブルカッタが作動してケ
ーブル10を切断する。すると４個のラッチ装置１のフッ
ク３は同時に拘束を解かれてトーションバネ９により第
２図（ｂ）の２点鎖線で示す位置へ回動し、フック係合
座3aがラッチアーム２のラッチ係合座2aから外れる。す
ると、トーションバネ８のトルクによってラッチアーム
２は図の２点鎖線の位置へ回動し、衛星01はすべて拘束
を解かれる。次いで衛星分離部本体02はロケットと共に
レトロスラストによって静かに衛星01より分離してゆ
く。When the fuel of the rocket launched with the satellite 01 is exhausted, the rocket that has been used up is a satellite with the satellite separation unit main body 02
Separated from 01. Therefore, first, a pyrotechnic or the like (not shown) of the connection bolt / separation nut 03 is operated to release the connection of the connection bolt. After all four connection bolts are released, a cable cutter (not shown) is operated to cut the cable 10. Then, the hooks 3 of the four latch devices 1 are simultaneously released from the restraint and are rotated by the torsion spring 9 to the position shown by the two-dot chain line in FIG. It comes off from the engagement seat 2a. Then, the latch arm 2 is rotated to the position indicated by the two-dot chain line in FIG. 3 by the torque of the torsion spring 8, and all the satellites 01 are released from the restraint. Next, the satellite separation unit main body 02 quietly separates from the satellite 01 by retro thrust together with the rocket.
第３図はラッチ装置１の構成及び作用を一層明確にす
るため、第２図とは違った方向から見た図で、（ａ）は
第１図のIII矢視図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ矢視断面
図、（ｃ）は（ａ）のｃ−ｃ矢視断面図である。3 is a diagram viewed from a different direction from FIG. 2 in order to further clarify the configuration and operation of the latch device 1. FIG. 3 (a) is a diagram viewed from the arrow III in FIG. 1, and FIG. (a) is a cross-sectional view taken along the line bb, and (c) is a cross-sectional view taken along the line c-c in (a).
従って（ｂ）は第２図（ｂ）と左右が正反対に示され
ている。第３図（ｂ）ではハッチングを施されたラッチ
アーム２とフック３とが係合し合った状態、即ち衛星01
と衛星分離部本体02とを固定した状態、２点鎖線で示し
た位置が係合から解放された状態、即ち、衛星01と衛星
分離部本体02とが分離された状態を各々示し、矢印T1′
は解放に際してラッチアーム２が回動する向き、矢印
T2′は同じくフック３が回動する向きをそれぞれ示して
いる。Therefore, FIG. 2 (b) is opposite to the left and right in FIG. 2 (b). In FIG. 3 (b), the hatched latch arm 2 and the hook 3 are engaged with each other, that is, the satellite 01
And a state where the satellite separation unit main body 02 is fixed and the position indicated by the two-dot chain line is released from engagement, that is, a state where the satellite 01 and the satellite separation unit main body 02 are separated from each other. 1 '
Is the direction in which the latch arm 2 rotates when released, and the arrow
T 2 ′ also indicates the direction in which the hook 3 rotates.
なお、結合ボルト／分離ナット03の作動から本実施例
の分離装置の作動に至るプロセスは予め設定された順に
すべてシーケンスに行なわれる。従って、たとえば火工
品の爆燃速度の遅速によってすべての結合ボルト／分離
ナットが作動を完了しきっていない状態でケーブル10が
切断されるということはあり得ない。The processes from the operation of the coupling bolt / separation nut 03 to the operation of the separation device of the present embodiment are all performed in sequence in a preset order. Thus, for example, it is unlikely that the cable 10 will be cut without all of the connecting bolts / separation nuts having been fully actuated due to the slow deflagration rate of the pyrotechnic.
以上の通り本実施例によれば、結合ボルト／分離ナッ
ト03の作動によって直ちに衛星01と衛星分離部本体02と
が分離されるのではなく、それら４個の作動が完了した
後、ケーブル10の切断によって４個所同時にラッチ装置
１が衛星01を解放するので、解放、分離に際して衛星01
の姿勢に影響を及ぼすような不均一な力や振動、ショッ
ク等が全く生ぜず、きわめて自然に分離が達成される。
従って衛星01に分離時の姿勢誤差や不要なローリング等
の生じない理想的な衛星分離装置を得ることができる。As described above, according to the present embodiment, the satellite 01 and the satellite separation unit main body 02 are not immediately separated by the operation of the coupling bolt / separation nut 03. Since the latch device 1 releases the satellite 01 at four places simultaneously by the disconnection, the satellite 01 is released and released when the satellite 01 is released.
Non-uniform forces, vibrations, shocks, etc., which affect the posture of the robot, do not occur at all, and the separation is achieved very naturally.
Therefore, it is possible to obtain an ideal satellite separation apparatus which does not cause the satellite 01 to have an attitude error at the time of separation and unnecessary rolling.
なお、上記実施例ではケーブル10の解放に図示しない
ケーブルカッタを用いたが、複数のラッチ装置１のすべ
てに、フック３を係合の位置から解放の位置（２点鎖線
で示す位置）迄のストロークを与えることができさへす
れば、切断によらずともたとえば適宜のケーブル緩緊手
段等によってよく、或は他の適切な手段によってもよ
い。又、ラッチ装置１の使用は４個所に限定されるもの
ではない。Although the cable cutter (not shown) is used to release the cable 10 in the above-described embodiment, the hook 3 is connected to the release position (the position indicated by the two-dot chain line) for all of the plurality of latch devices 1. If it is possible to provide a stroke, it may be possible to use not only cutting but also, for example, appropriate cable loosening means or other appropriate means. Further, the use of the latch device 1 is not limited to four places.
本発明は上記のように構成されるので次の効果を有す
る。即ち、衛星とロケットとの分離時に発生する分離装
置の作動遅れとインパルス・アンバランスによる姿勢誤
差（外乱）を防止することができる。また、衛星の保持
状態で衛星からの外乱がラッチアームに作用しても、フ
ック体には回転力が働かないため、ケーブルには余分の
張力が作用しない。即ち、いわゆるイレバシブル構造と
なっているため、外乱によって装置の信頼性が損われる
という懸念が全くない。The present invention has the following effects because it is configured as described above. That is, it is possible to prevent a delay in operation of the separation device and a posture error (disturbance) due to impulsive imbalance that occur when the satellite and the rocket are separated. Further, even if disturbance from the satellite acts on the latch arm while the satellite is held, no rotational force acts on the hook body, so that no extra tension acts on the cable. That is, because of the so-called irreversible structure, there is no concern that the reliability of the device is impaired by disturbance.
第１図は本発明の一実施例の全体図で、（ａ）はその平
面図、（ｂ）は（ａ）の下面図（即ち、実施例の側面
図）、第２図は上記実施例のラッチ装置１の詳細図で、
（ａ）はその平面図、（ｂ）は（ａ）の側面図、第３図
は第２図のラッチ装置１を別の方向から見た図で（ａ）
は第１図のIII矢視図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ矢視断
面図、（ｃ）は（ａ）のｃ−ｃ矢視断面図である。 １……ラッチ装置、２……ラッチアーム、 2a……ラッチ係合座、2b……調整ボルト、 ３……フック、3a……フック係合座、 3b……ケーブル受、４……ブラケット、 5,6……ピンボルト、７……ストッパピン、 8,9……トーションバネ、10……ケーブル。FIG. 1 is an overall view of one embodiment of the present invention, (a) is a plan view thereof, (b) is a bottom view of (a) (that is, a side view of the embodiment), and FIG. FIG.
(A) is a plan view, (b) is a side view of (a), and FIG. 3 is a view of the latch device 1 of FIG. 2 viewed from another direction.
Fig. 3 is a sectional view taken along the arrow III in Fig. 1, (b) is a sectional view taken along the line bb in (a), and (c) is a sectional view taken along the line c-c in (a). DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Latch device, 2 ... Latch arm, 2a ... Latch engagement seat, 2b ... Adjustment bolt, 3 ... Hook, 3a ... Hook engagement seat, 3b ... Cable receiver, 4 ... Bracket, 5,6 ... pin bolt, 7 ... stopper pin, 8,9 ... torsion spring, 10 ... cable.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 小林 実 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空機製作所内 (72)発明者 渥美 基広 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空機製作所内 (56)参考文献 特開 昭58−126300（ＪＰ，Ａ) 米国特許4355775（ＵＳ，Ａ) ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Minoru Kobayashi 10 Oe-cho, Minato-ku, Nagoya-shi, Aichi Prefecture Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Heavy Industry Co., Ltd. Nagoya Aircraft Works (56) References JP-A-58-126300 (JP, A) US Patent 4,355,775 (US, A)
Claims (1)
面近傍のロケット側外周に取付けられたブラケットと、
同ブラケットにロケットの機軸とほぼ垂直なピン軸でシ
ーソー状に回動可能に枢支され上記分離面に近い方の端
部の上記機軸より見て外側が上記機軸とほぼ垂直な座面
を有し他端側の上記機軸より見て外側にケーブルの係合
部分を有するフック体と、同フック体よりは上記分離面
に近い位置で上記ブラケットに上記ピン軸とほぼ平行な
ピン軸で回動可能に枢支され上記フック体の側がフック
体の上記座面と係合可能な座面を有し他端が衛星側に屈
曲して衛星をロケットに当接したまま固定するラッチア
ームと、同ラッチアームの上記他端を衛星から常に離反
させる向きに働くバネと、上記フックを上記ラッチアー
ムとの係合から常に解放させる向きに働くバネと、上記
フックをそのケーブル係止部分に係合してロケット側に
引き付けると共に別手段によって任意にその引き付ける
力を解放可能に設けられたケーブルとを具備してなるこ
とを特徴とする衛星分離装置。1. A bracket attached to a rocket side outer periphery near a separation plane between a satellite and a rocket of an artificial satellite rocket,
The bracket is pivotally supported in a seesaw shape with a pin axis substantially perpendicular to the rocket's machine axis, and has a seating surface that is substantially perpendicular to the machine axis at the end nearer to the separation surface as viewed from the machine axis. And a hook body having a cable engaging portion on the other end side outside the machine axis, and the bracket being rotated by a pin axis substantially parallel to the pin axis at a position closer to the separation surface than the hook body. A latch arm that is pivotally supported and has a seat surface engageable with the seat surface of the hook body and has the other end bent toward the satellite side to fix the satellite in contact with the rocket; A spring that works in a direction to always keep the other end of the latch arm away from the satellite, a spring that works in a direction to always release the hook from engagement with the latch arm, and engages the hook with its cable locking portion. To the rocket side Satellite separation apparatus characterized by comprising comprises a cable which is provided releasably its attractiveness as desired by means.
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| JP1144095A JP2664992B2 (en) | 1989-06-08 | 1989-06-08 | Satellite separation device |
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| JPH0310998A JPH0310998A (en) | 1991-01-18 |
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| JP1144095A Expired - Lifetime JP2664992B2 (en) | 1989-06-08 | 1989-06-08 | Satellite separation device |
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Families Citing this family (4)
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Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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1989
- 1989-06-08 JP JP1144095A patent/JP2664992B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4355775A (en) | 1979-10-22 | 1982-10-26 | Rca Corporation | Spacecraft separation apparatus |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20240425208A1 (en) * | 2023-06-20 | 2024-12-26 | Airbus Defence and Space S.A. | Spacecraft payload hold down and release device and method |
| US12600500B2 (en) * | 2023-06-20 | 2026-04-14 | Airbus Defence and Space S.A. | Multiple hold down and release device and method for releasing a payload from a spacecraft |
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